多模式離子推力器輸入參數設計及工作特性研究*

李建鵬 靳伍銀 趙以德

1) (蘭州理工大學機電工程學院,蘭州 730050)

2) (蘭州空間技術物理研究所,真空技術與物理重點實驗室,蘭州 730000)

針對我國小行星探測任務對電推進系統離子推力器設計要求,基于等離子體基本理論建立了多模式離子推力器輸入參數與輸出特性關系,完成各工作點下屏柵電壓、束電流、陽極電流、加速電壓,流率等輸入參數設計,采用試驗研究和理論分析的方法研究了推力器工作特性.試驗結果表明:在設計輸入參數下,23 個工作點推力最大誤差小于3%,比沖最大誤差小于4%,在功率為289—3106 W 下,推力為9.7—117.6 mN,比沖為1220—3517 s,效率為23.4%—67.8%,電子返流極限電壓隨著推力增加單調減小,最小、最大推力下分別為—79.5 V和—137 V,放電損耗隨著功率增大從359.7 W/A 下降到210 W/A,并在886 W 時存在明顯拐點,效率隨功率增大而上升,在 1700 W 后增速變緩并趨于穩定,在軌應用可綜合推力器性能、任務剖面要求、壽命,合理設計輸入參數區間,制定控制策略.

1 引言

離子電推進系統因其比沖高、壽命長、可增加航天器有效載荷比,較化學推進具有顯著優勢,尤其在深空探測任務中采用傳統化學推進作為主推進需要攜帶大量化學推進劑,對于更遠的深空探測,不采用電推進甚至不能完成任務[1-3].深空探測器不斷飛行使之與太陽距離不斷發生變化,造成太陽能帆板輸出功率不同,為了保證航天器發動機與帆板輸出功率匹配,需要研究可實現功率寬范圍調節的變推力、多模式離子推力器.

在深空探測領域,多模式離子電推進因其顯著優勢成為各國研究熱點,美國深空1 號和黎明號探測器采用30 cm 口徑NSTAR 承擔主推進任務,該推力器具備寬范圍多模式工作能力,在功率0.5—2.3 kW 下,推力20—92 mN,比沖最高可達3100 s,效率38%—59%[4-7],NEXT 推力器在功率0.5—6.9 kW 下可實現推力26—236 mN 寬范圍調節,比沖最高為4200 s,效率最高為71%,地面驗證壽命已超過51000 h[8].XIPS-25 推力器在0.3—4.5 kW 下,推力為14.4—173.7 mN,比沖為1610—3674 s,效率為35%—67%[9].水星探測器采用英國研制的22 cm 口徑T6 離子推力器作為巡航階段主推進,水星探測器隨著任務進行與太陽距離逐漸減小,太陽帆板功率逐漸增加,設置了4 個工作點,對應功率/推力/比沖分別為2.43 kW/75 mN/1710 s,3.16 kW/100 mN/3940 s,3.92 kW/125 mN/4080 s,4.50 kW/145 mN/4120 s[10].我國離子推力器研究起步較晚,蘭州空間技術物理研究所研制的20 cm 口徑1 kW 單模式和30 cm 口徑5 kW 雙模式離子推力器適用于地球同步軌道衛星,5 kW 雙模式離子推力器2020 年實現首次在軌應用,針對木星探測等任務還開發了10 kW 推力器原理樣機[11-13].

國內外學者就多模式離子推力器氣體放電機理、等離子產生和粒子間相互作用、帶電離子輸運、等離子邊界等開展了大量理論研究[14-17],Mahalingam和Menart[18,19]數值仿真研究了推力器放電過程及相應物理規律,Brophy 等[20]、Wang 等[21]、陳茂林等[22]、龍建飛等[23]、趙以德等[24]和 Wirz與 Goebel[25]分別通過數值模擬仿真研究了離子光學系統電勢分布、離子聚集性、離子運動軌跡、CEX離子、柵極濺射腐蝕等參數對多模式離子推力器的影響,多模式離子推力器在國外已完成在軌飛行應用,研究團隊成果發布集中在推進系統在軌表現、地面性能測試等方面,但對多模式工作參數設計、詳細工程設計及控制策略報道較少.

針對我國首次小行星探測任務主帶彗星巡航階段探測器與太陽距離1 至3.5 AU 大范圍變化應用需求,為了匹配探測器與太陽距離變化下的帆板輸出功率值,離子電推進系統需要在300—3000 W功率范圍內進行多模式調節,設計壽命要求達到36000 h.

本文基于我國首次小天體探測任務剖面實際需求,針對多模式離子推力器,通過工作輸入參數與輸出特性數理模型和經驗公式開展了工作參數設計,完成測試平臺建設,驗證了工作參數設計方法的正確性,研究了多模式離子推力器在不同工作點下推力、比沖、效率、放電損耗、電子返流極限電壓、加減速截獲電流、工質利用率等工作特性,并通過高功率工況300 h 短期試驗對離子推力器工作穩定性進行評價,為離子推力器優化設計、控制策略制定、多模式調節和在軌應用提供有效指導.

2 多模式離子推力器輸入參數設計

針對小天體探測任務需要離子推力器在工作過程設置20 多個變推力工作點,在功率300—3000 W 下,推力達到10—116 mN,比沖達到1518—3485 s 的任務要求,對屏柵電壓、束電流、陽極電流、加速電壓,流率等關鍵工作輸入參數進行分析計算.

2.1 屏柵電壓和束電流的設計

離子推力器推力,比沖計算公式為

束流可以用流率等效,計算公式為

由(1)式—(3)式可得以下關系式:

式中,F為推力,N;M是氙離子的質量,取2.18×10—25kg;e是電子的電量,取1.6×10—19C;Vb為屏柵電壓,V;Ib為束流,A;α,β分別為束流發散角和雙荷離子修正系數,根據前期試驗測試數據,其值分別為0.976和0.977;Isp為比沖;ηm為工質利用率;為推進劑總流量,kg/s;g為重力加速度,9.8 m/s2.

離子推力器多模式調節可采取兩種控制策略:一是分檔調節束電流,精確調節屏柵電壓;二是分檔調節屏柵電壓,精確調節束電流.其中策略一對供電單元屏柵電源的要求更高,研制難度大,策略二對氙氣供給系統流率控制和供電單元陽極電源電流精調能力要求更高.在任務剖面推力、比沖條件下,工質利用率ηm取65—90%,從(4)式可得不同推力下屏柵電壓范圍為394—1231 V,基于目前我國星載空間用電源處理單元(PPU)技術水平,選擇策略二將屏柵電壓設置為5 檔,采用精確調節工質氣體流率以保證推力器較佳的工質利用率,屏柵電壓調節設置范圍為420—1260 V,將屏柵電壓設計值代入(1)式可得TL01—TL23 工作點束流區間為0.309—2.072 A,取2%的裕度并取整,束電流設計范圍為0.3—2.1 A,離子推力器屏柵電壓,束電流理論計算值和實際設計值詳見表1.

表1 離子推力器23 個工作點下的工作參數Table 1.Operating parameters at 23 modes.

2.2 陽極電流和加速電壓的設計

陽極電流取決于所要求的束電流和放電室放電效率(即放電損耗和工質利用率),對于環形會切磁場構型離子推力器,為了實現多模式調節,在65%—90%工質利用率下,放電損耗一般在150—360 W/A 之間[4,5],對同一離子推力器放電損耗存在隨功率增加而減小的趨勢.因此,千瓦級多模式環型會切場離子推力器陽極電流Ia與束電流Ib之間按照以下公式估算設計:

最低推力工作點TL01 陽極電流設計為IaTL01=13×0.31≈4 A,TL23 工作點陽極電流設計為IaTL23=7×2.15≈15 A,即陽極電流調節范圍為4—15 A,其中影響陽極電流與束電流比例關系的放電室放電效率受到推力器口徑、磁場結構類型、離子光學系統性能、空心陰極性能等因素影響,對于寬范圍多模式離子推力器,在推力器工作時,為了保證推力精確控制,通過陽極電流的調節實現束電流閉環在一定范圍.

柵極組件單孔導流系數與其幾何結構參數有關,單孔導流系數:

ε0為真空介電常數,ds,ts分別為屏柵孔徑和厚度;lg為柵極間距.最大推力TL23 工況下,最大導流系數為3.8×10—5A/V3/2.根據柵極組件束流引出能力關系式:

將TL23 工況下的最大導流系數和束電流代入(7)式可得加速柵電壓為—168 V.

電子返流極限電壓絕對值的表達式為如下,式中le為有效加速長度,ta為加速柵厚度,da為加速柵孔徑.在一定的柵極幾何參數下:

從(8)式可得 TL23和TL01 工況下的電子返流極限電壓分別為—138 V和—71 V,因為電子返流極限電壓絕對值小于加速柵電壓絕對值,考慮1.5 倍設計裕度,離子推力器加速電壓設計為—200 V.

2.3 流率的設計

(2)式變換可得不同工作點下推進劑流率計算值區間為0.6—3.5 mg/s,實際設計中推進劑流率要略高于計算值,這主要是考慮到離子推力器設計裕度和供氣調節閥的不穩定性,供氣不足會導致放電室放電電壓峰峰值震蕩,增加高能離子對屏柵的濺射刻蝕,影響推力器壽命,同時中和器流率不足也會導致其工作在羽狀模式造成放電不穩定,推力器流率計算值和實際設計值見表1,其中TL01 這一最低功率點流率值超出了流率參數設計范圍.

3 試驗系統和方法

LIPS-300 S 是蘭州空間物理研究所為小天體深空探測任務研發的一款30 cm 口徑多模式離子推力器,放電室采用環形會切場磁場構型方案,設計重點為小功率下的放電穩定性和寬范圍下的放電適應性,空心陰極選擇六硼化鑭發射體和全石墨觸持極,設計重點為寬范圍電子發射特性和長壽命可靠性,柵極組件采用屏柵變孔徑凸面鉬材料三柵,設計重點為多工作點下束電流寬范圍聚焦引出性,氣路電絕緣器采用電壓分割式結構,放電室供氣采用反向供氣方式,圖1 為推力器原理樣機照片,圖2 為推力器現場工作圖.

圖1 離子推力器原理樣機Fig.1.Ion thruster prototype model.

圖2 離子推力器點火照片Fig.2.Discharge of the ion thruster.

針對LIPS-300 S 離子推力器原理樣機,開展輸入參數設計合理性驗證試驗及多工作點下推力器工作特性研究試驗,試驗組成如圖3 所示.試驗在真空技術與物理重點實驗室TS-7 B 真空試驗系統開展,TS-7 B 主艙Φ4.5 m×10 m,副艙Φ2.0 m×1.5 m,真空抽氣系統由26 臺低溫泵主泵和其他螺桿泵組成,對氙氣有效抽速25000 L/s,氙氣流率8.3 mg/s 下工作真空度優于1×10—3Pa,供電系統調整率 ≤ ± 0.04%,工質流率控制精度為 ± 2%.

圖3 試驗組成圖Fig.3.Schematic of experimental principle.

輸入參數設計合理性驗證試驗:按照表1 供電、供氣參數的實際設計值進行23 個工作點下的測試試驗,采用激光干涉推力測量系統進行推力實測,以實測推力為輸入對比沖、效率、放電損耗、工質利用率進行計算.

電子返流極限電壓測試:在每個工作點下保持除加速電壓外的供電、供氣參數不變,以5 V 步長從200 V 不斷調節加速電壓,直到加速電流值大于該工作點下束電流的1%,得到的加速電壓為該點的電子返流極限電壓.

放電損耗與工質利用率關系測試試驗:在每個工作點下保持除陽極流率外的供電、供氣參數不變,以放電室工質利用率93.4%對應陽極流率值作為起點,以0.2 mg/s 步長調節陽極流率直到放電室工質利用率為53%,記錄每個點下放電電流、放電電壓和工質流率等值,由(10)式和(11)式計算可得二者曲線關系.

4 結果和討論

4.1 推力、比沖

離子推力器輸入功率為工作時所輸入的所有電功率之和:

式中,Vb,Vd,Va,Vk,Vn分別為屏柵電壓、放電電壓、加速電壓、陰極和中和器觸持電壓,單位為V;Ib,Id,Ia,Ik,In分別為束電流、放電電流、加速電流、陰極和中和器觸持電流,單位為A.采用激光干涉推力測量系統對LIPS-300 S 離子推力器性能關鍵指標推力進行實測,比沖按照(2)式計算.

圖4 給出了按照表1 工作參數設計值為輸入條件,23 個工作點的推力、比沖實測值和任務剖面要求設計值的對比曲線,推力器推力隨著功率增大不斷增大,二者成線性關系,功率289—3106 W 條件下實現了推力9.7—117.5 mN 寬范圍調節,比沖隨功率增大階梯增大,開始快速增長然后趨于穩定,由比沖表達式(2)式可知,這種階梯式增長是屏柵電壓的分檔設計導致的,比沖與束電壓開方成正相關,在比沖近線性增長階段屏柵電壓為一定值,精確調節陽極電流和放電室工質流率實現在一定屏柵電壓下引出不同束電流,實現功率寬范圍調節下比沖范圍為1220—3517 s.

圖4 不同工況下推力、比沖實測值與要求設計值對比曲線 (a) 推力;(b) 比沖Fig.4.Comparison of measured thrust and specific impulse values with required design values at different operating modes:(a) Thrust;(b) specific impulse.

從圖4 可以看出,實測推力與設計要求值吻合較好,推力器輸入參數設計合理,TL01—TL04 前4 個工作點實測推力與任務要求理論值最大誤差小于3%,TL05—TL23 工作點最大誤差小于2%,比沖除最小功率TL01 點外,TL02—TL04 實測比沖與任務要求理論值最大誤差小于4%,TL05—TL23 工作點最大誤差小于3%,TL01 實測點比沖為1250 s,低于要求值1518 s,出現這種現象的原因是:為了保證離子推力器在最低功率點的穩定放電,該工作點實際輸入工質流率值高于計算值.高的磁場強度下,陽極吸收面積較小,如果陽極面積非常小,等離子體電位將變為負值,在給定的放電電壓下,該負等離子體電位將使得原初電子能量降低,從而迫使放電室內電子和中性原子的碰撞頻率降低,即放電室電離率降低,放電將轉變為震蕩模式,變得不穩定,提高放電室流率值可以增加電子和中性原子的碰撞頻率.此外按照小天體探測任務剖面,小功率工作點工作區間在離子推力器壽命末期,壽命末期柵極和陰極存在不可避免的結構磨損,較高的放電室流率設計裕度有助于推力器壽命末期可靠性的提升.

4.2 加、減速電流、電子返流極限電壓

加速柵和減速柵截獲電流直接表征了柵極組件設計及其與放電室等離子密度匹配的合理性,對于多模式離子推力器而言,柵極組件需要引出寬范圍的離子束電流這一指標顯得更加重要.圖5 給出了不同工作點下推力器加速電流和減速電流變化曲線.從圖5 可以看出,不同工作點下隨著功率增加,加速電流緩慢增大,在0.1—5.6 mA 范圍內變化,減速電流除TL01 點外,隨著功率增加,減速電流從1.4 mA 緩慢增加到10.7 mA,這主要是因為功率增大,離子束電流增加,放電室內的等離子密度相應增加,加速柵極小孔內鞘層厚度減小,進而使得鞘層變得扁平,增加了加速柵極和減速柵極的攔截作用,造成加速,減速電流增大,但LIPS-300S 離子推力器各工況下加速和減速截獲電流值均小于束流的0.5%,說明柵極組件幾何參數和加速電壓參數設計合理,可以實現寬范圍束電流正常聚焦引出.

圖5 不同工況下加速和減速電流實測值Fig.5.Measured acceleration and deceleration currents at different operating modes.

圖6 給出了推力器電子返流極限電壓隨束電流變化曲線,電子返流極限電壓是推力器能夠阻止電子返流的最小加速電壓,其設計值直接影響推力器的工作性能和壽命.由圖6 可知,電子返流極限電壓隨著束電流增加單調減小,最小工作點TL01對應束電流0.3 A 下電子返流極限電壓為—79.5 V,最高工作點TL23 對應束電流2.1 A 下電子返流極限電壓為—137 V,這是因為加速電壓使得加速柵孔附近形成負電勢壘,沿著柵孔中心軸向位置存在的最低電勢稱為鞍點電勢[26],束電流增加會造成加速柵孔中心鞍點電勢減小,電子返流極限電壓隨之減小是為了阻止電子向柵極方向運動的動能超過鞍點電勢能造成電子返流.

圖6 電子返流極限電壓與束電流的關系Fig.6.Electron backstreaming limited voltage versus beam current.

4.3 放電損耗、效率

放電損耗表征推力器放電效率,其值越小代表放電效率越高,計算公式為

式中,Vd為放電電壓;Id為放電電流;Ib為束電流.

放電室工質利用率指以離子引出形式的工質流率占放電室工質總流率之比[27],用符號ηmd表示:

效率為噴出離子功率與輸入功率的比值,表示為

圖7 給出了不同工作點下離子推力器放電損耗和效率曲線.從圖7 中可以看出,放電損耗隨功率增大不斷降低,并且存在明顯拐點,超過功率點886 W 后放電損耗趨于穩定,TL01—TL06 小功率工作點,放電損耗隨功率增大從359.7 W/A 線性降到272 W/A,TL06 工作點后,放電損耗在210—240 W/A 范圍波動.效率隨著功率增大從23.4%快速增加到58.3%,超過功率點1700 W (TL14 工作點)后開始緩慢增長并趨向于穩定,最高效率為67.8%.這是因為功率增大提升了離子推力器電離率,工質利用率增加,放電室內等離子密度增多,離子光學系統引出能力增強,離子推力器效率增加,放電損耗降低.

圖7 離子推力器不同工況點下放電損耗和效率 (a) 放電損耗;(b) 效率.Fig.7.Discharge losses and efficiency of ion thrusters at different operating modes:(a) Discharge loss;(b) efficiency.

圖8 給出了多模式離子推力器在最高工作點束電流2.1 A 下,放電損耗隨工質利用率變化曲線.由圖8 可知,放電損耗隨放電室工質利用率增加單調增大,當陽極流率減小到放電室工質利用率到一定值后,放電損耗出現明顯轉折點,放電損耗增加速率變快,在工作輸入參數設置時,可以選擇拐點處放電室工質利用率對應的參數值,從(11)式可知,減少放電室推進劑流率可以增加工質利用率,但是流率減少會造成放電室等離子密度降低,導致放電電壓增加,放電電壓增大會導致放電損耗增加,同時增加雙荷離子占比,提高了放電室內離子動能,導致離子對屏柵濺射刻蝕速率增大[28],多模式離子推力器流率的設計要綜合放電效率和長壽命權衡選擇.

圖8 離子推力器放電損耗與工質利用率Fig.8.Ion thruster discharge losses versus propellant utilization efficiency.

4.4 高功率點300 h 性能測試

為了驗證多模式離子推力器短期磨損失效模式及工作穩定性,開展功率3050 W 工況下300 h短期測試,從圖9 推力器主要指標及性能表征參數隨時間變化曲線可以看出,各性能參數在300 h 內基本保持不變,推力器性能變化范圍為:推力為117.2—118.3 mN,比沖為3487—3533 s,效率為67.8%—68.3%,加速電流為6.2—7.9 mA,減速電流為0.6—3.2 mA,0—25 h 主陰極觸持電壓為6.8—7.2 V,25—300 h 主陰極觸持電壓為 5.7—5.8 V,中和器觸持電壓為13.8—14.8 V.試驗表明:推力、比沖和效率參數滿足不確定度 ± 3%設計要求,離子推力器設計合理,通過電源處理單元調節陽極電流可以實現束電流閉環控制,加速和減速柵截獲電流小于束電流的1%,離子光學系統能夠寬范圍正常聚焦引出,其中減速電流隨時間變化整體較加速電流波動略大,是因為受到真空系統的影響,試驗真空艙壓力波動使得推力器產生的交換離子數量不同,減速柵受到數量不同的電荷交換離子轟擊從而引起減速電流的波動,0—25 h 主陰極觸持電壓較高,后續降低并趨于穩定,這主要是主陰極組裝后經歷了短期暴露大氣,陰極材料受到輕微表面氧化中毒,空心陰極發射體功函改變,陰極發射電子變得困難導致觸持電壓短暫升高,經過短期的點火測試,陰極發射體去除了污染[29,30].

圖9 離子推力器最大推力下300 h 短期磨損測試 (a) 推力和比沖;(b) 效率;(c) 加速電流和減速電流;(d) 主觸電壓和中觸電壓Fig.9.300 h wear test of ion thruster at maximum power:(a) Thrust and specific impulse;(b) efficiency;(c) acceleration current and deceleration current;(d) main cathode keeper voltage and neutralizer keeper voltage.

5 結論

1) 針對我國首次小天體探測任務剖面離子推力器工作點設計實際需求,基于等離子基本理論、工作輸入參數與輸出特性數理模型和經驗公式,建立了關鍵輸入工作參數與推力器輸出參數的表達式,完成了各工作點屏柵電壓、束電流、陽極電流、加速電壓,流率的參數設計.

2) 搭建了離子推力器測試平臺并開展驗證試驗,試驗結果表明:在設計參數值下,TL01—TL04 4 個工作點實測推力與任務要求理論值最大誤差小于3%,TL05—TL23 工作點最大誤差小于2%,比沖除最小功率點TL01 點外,TL02—TL04 實測比沖與任務要求理論值最大誤差小于4%,TL05—TL23 工作點最大誤差小于3%,驗證了工作輸入參數設計的合理性.

3) 加速、減速電流隨功率增加緩慢增加,在全工作點周期內,加速電流在0.1—5.6 mA 范圍內變化,減速電流在1.4—10.7 mA 范圍內變化,電子返流極限電壓隨著束電流增加單調減小,TL01 對應電子返流極限電壓為—79.5 V,TL23 對應為—137 V.

4) 放電損耗隨功率增大從359.7 W/A 單調下降到272 W/A,在功率886 W 附近(TL06)存在拐點,超過該點后放電損耗下降速率變緩并趨向穩定,效率隨功率增大從23.4%快速增加到58.3%,并在1700 W 附近(TL14)存在明顯拐點,開始緩慢增長并趨向于穩定,最高效率為67.8%,放電損耗隨工質利用率單調增大,到一定拐點值時,放電損耗增加速率變快,在軌應用控制策略制定可權衡推力器性能、任務剖面要求、壽命合理選擇輸入參數區間.

5) 高功率點300 h 性能測試表明,離子推力器無短期失效模式發生,推力、比沖和效率參數滿足不確定度 ± 3%設計要求,加速,減速柵截獲電流小于束電流的1%,離子光學系統能夠正常聚焦引出,加速、主陰極和中和器參數正常,各關鍵部件匹配良好.